磁性测斜仪测量原理与数学模型

钻井测斜是惯性技术的一个重要民用领域，是伴随着传感器技术和微电子技术的发展而不断发展起来的。本文详尽论述钻井工程对测斜仪的技术要求，从推导磁性测斜仪的数学模型入手，介绍其基本原理与系统构成。     

基于VC++和CVI的光纤陀螺测斜仪自动化标定与测试系统

针对光纤陀螺测斜仪的标定和导航精度测试,设计了一种自动化标定与测试系统.该系统利用高精度转台作为运动控制设备,数据采集盒以FPGA和DSP作为硬件核心,标定软件采用VC++作为开发平台,转台控制软件采用LabWinows/CVI作为开发平台,两个软件之间通过基于以太网的UDP协议进行通信.通过测试表明,该系统有效降低了人为因素引入的标定参数误差,提高了导航精度,并缩短了标定与精度验证的时间.     

机载／地面数据采集记录系统他机领先试飞

为试飞所配置的机载数据采集系统及地面接收数据处理系统,系统配置庞大,技术难度大,设备来源渠道广,根据国内外引进设备合同及型号工程试飞的要求,需进行试飞验证。为此对机载数据采集系统、地面接收数据处理系统进行他机领先试飞,进行全系统的功能和工作可靠性的验证检查。结果表明,机载数据采集系统及地面接收数据处理系统性能指标基本满足合同要求,工作稳定可靠。     

磁性测斜仪误差模型及补偿

磁性测斜仪的传感器误差模型的准确性和误差补偿方法的有效性能大大提高测斜仪的精度和降低初始的机械安装要求。本文提出的测斜仪温度误差模型和安装误差模型及补偿方法经实践证明正确有效，工程上操作简单，全过程用计算机编程实现自动测量和标定，使测斜仪装调技术达到一个新水平。     

民航数据分析处理系统

通过介绍民航数据分析处理系统(订座数据采集系统、数据分析系统、数据转换系统等),讨论了该系统的原理、特点和应用.     

数据采集在环保工程中的研究与应用

人类生存环境日益恶化的今天,建立完善的环境监测系统非常必要。随着市民环保意识增强,越来越多人关心所处环境质量好坏,要求环保工作透明化。如何建立实用性强、覆盖面广、灵活性好的环保数据采集系统满足需求,是需解决的问题。针对环保工程提出一种数据采集系统,分析了其结构和功能。     

高速多通道数据采集系统

对多通道Ａ／Ｄ转换口采用与主机时钟同步的自启动方式，简化了高速多通道数据采集系统的软硬件设计，并进一步提高了系统采集速率。     

多通道、大容量同步数据采集系统

多通道、大容量同步数据采集系统,是飞机进气道／发动机流场匹配试验,飞机、舰船和汽车的振动模态试验中的重要测试设备。本文结合实例,提出的分组Ａ／Ｄ转换、边采集边存盘技术,是实现多通道、大容量同步数据采集系统的行之有效的方法。     

数据采集系统在固体火箭发动机试验中的应用

重点介绍 HP VXI总线数据采集系统在固体火箭发动机试验中的应用 ,其中包括数据采集和处理程序 ,及 VXI设备的基本性能调试。并对软件设计思路和相关问题进行了讨论。通过与原有数据采集系统进行试验比较 ,表明该测试系统合乎程序动态试验的技术要求 ,性能优异。     

光纤陀螺捷联惯导系统中数据采集单元的设计与实现

研究了光纤陀螺捷联惯性导航系统中数据采集单元的设计与实现。系统选用Infel80C196KC单片机作为系统MCU,利用串口扩展芯片TL16C554实现对三路光纤陀螺信号的数据采集,采用16位高精度模数转换器AD676完成对加速度计信号的数据采集。论文给出了软硬件的实现方案和试验结果。试验结果表明该数据采集装置单元,满足系统的性能要求,有较强的实用价值。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

高超声速边界层的转捩及预测

首先描述了边界层转捩的基本过程及研究内容。在此基础上,指出了高超声速边界层不同于不可压缩边界层的流动不稳定性特性,并介绍了边界层的转捩机理与感受性特征;给出了高超声速三维边界层中预测转捩的常用方法,并着重介绍了多用于工程实际的e N方法以及对e N方法的理性改进,同时列举了在高超声速三维边界层中应用e N方法实现转捩预测的多个实例。最后,分析并总结了高超声速边界层转捩预测所存在的困难及需要解决的问题。